ES2364544T3 - A STRUCTURAL ELEMENT TO COVER A LONG HOLE ON AN AERODYNAMIC SURFACE OF AN AIRCRAFT. - Google Patents
A STRUCTURAL ELEMENT TO COVER A LONG HOLE ON AN AERODYNAMIC SURFACE OF AN AIRCRAFT. Download PDFInfo
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Abstract
Description
La presente invención se refiere a un elemento estructural de cubrimiento, adaptado para cerrar un hueco alargado dispuesto en una superficie aerodinámica de una aeronave. The present invention relates to a structural covering element, adapted to close an elongated hole arranged in an aerodynamic surface of an aircraft.
En la construcción de una aeronave, tanto civil como militar, los huecos, que se dejan debido a una elección de diseño o debido a necesidades de montaje, crean problemas relacionados con los aspectos aerodinámicos de la aeronave, y por tanto deben ser “tapados”. Puede encontrarse un ejemplo en el documento EP1686056. In the construction of an aircraft, both civil and military, the gaps, which are left due to a design choice or due to assembly needs, create problems related to the aerodynamic aspects of the aircraft, and therefore must be “covered” . An example can be found in EP1686056.
Además, en particular en la nueva generación de aeronaves militares, con o sin piloto, existe también la necesidad de una baja capacidad de detección por los radares. In addition, in particular in the new generation of military aircraft, with or without a pilot, there is also a need for low radar detection capability.
La tecnología actual está basada en el uso de juntas hechas de elastómero conductor, que están diseñadas de acuerdo con las siguientes líneas maestras: Current technology is based on the use of gaskets made of conductive elastomer, which are designed in accordance with the following master lines:
1) es necesario definir y desarrollar una estructura “fuerte” que sea capaz de soportar el esfuerzo debido a las cargas del vuelo; 1) it is necessary to define and develop a “strong” structure that is capable of withstanding the effort due to flight loads;
2) es necesario diseñar, dimensionar y utilizar un caucho conductor para asegurar el contacto conductivo entre las superficies, para evitar tanto los problemas aerodinámicos como los problemas de dispersión de radiofrecuencia, ligados a la presencia de huecos, y por tanto de discontinuidades en la superficie. 2) It is necessary to design, size and use a conductive rubber to ensure conductive contact between surfaces, to avoid both aerodynamic problems and radiofrequency dispersion problems, linked to the presence of holes, and therefore of surface discontinuities. .
Para cumplir con estos aspectos, surgen en general distintos tipos de problemas técnicos ligados al montaje, es decir, a la coordinación de elementos diferentes, al desgaste, o sea, al hecho de que el elastómero, sometido a pruebas cíclicas, pierde naturalmente la superficie de contacto y necesita por tanto ser restaurado y sustituido, y al peso, es decir, al hecho de que cada elemento individual tiene sus propias características y aumenta el peso. In order to comply with these aspects, different types of technical problems related to assembly arise, that is, to the coordination of different elements, to wear, that is, to the fact that the elastomer, subjected to cyclic tests, naturally loses the surface of contact and therefore needs to be restored and replaced, and to the weight, that is, to the fact that each individual element has its own characteristics and increases the weight.
Todo esto da como resultado unos rigurosos requisitos funcionales y de mantenimiento, que a menudo con incompatibles con los requisitos operativos requeridos. All this results in rigorous functional and maintenance requirements, which are often incompatible with the required operational requirements.
A la vista de tal problema, por tanto, el objeto de la invención es un elemento estructural de cubrimiento del tipo definido en el preámbulo, que consiste en un cuerpo de forma laminar hecho de material metálico, que comprende: In view of such a problem, therefore, the object of the invention is a structural covering element of the type defined in the preamble, consisting of a sheet-shaped body made of metallic material, comprising:
-una parte de fijación dispuesta a lo largo de un borde del cuerpo en forma laminar, estando adaptada dicha parte de fijación para ser fijada a lo largo de uno de los bordes longitudinales del hueco alargado; - a fixing part arranged along a laminar-shaped edge of the body, said fixing part being adapted to be fixed along one of the longitudinal edges of the elongated hole;
-una parte deslizante dispuesta a lo largo del borde del cuerpo de forma laminar, opuesta con respecto al de la parte de fijación, teniendo dicha parte deslizante un perfil en forma de cuña y estando adaptada para presionar, de una manera deslizante, sobre el otro borde longitudinal del hueco alargado; y -a sliding part arranged along the edge of the laminar-shaped body, opposite to that of the fixing part, said sliding part having a wedge-shaped profile and being adapted to press, in a sliding way, on the other longitudinal edge of the elongated hole; Y
-una parte de conexión que conecta la parte deslizante a la parte de fijación, siendo el espesor de dicha parte de conexión de un tamaño tal que permite, durante el uso, un doblez elástico controlado del elemento estructural de cubrimiento; - a connection part that connects the sliding part to the fixing part, the thickness of said connection part being such that it allows, during use, a controlled elastic bending of the structural covering element;
donde el elemento estructural de cubrimiento tiene un perfil con un tamaño tal que disminuye gradualmente en la transición desde la parte de fijación a la parte de conexión y desde la parte deslizante a la parte de conexión, teniendo dicho elemento estructural de cubrimiento una superficie lisa en el lado destinado a mirar en dirección contraria al hueco alargado. where the structural covering element has a profile with a size such that it gradually decreases in the transition from the fixing part to the connecting part and from the sliding part to the connecting part, said covering structural element having a smooth surface in the side intended to face in the opposite direction to the elongated hole.
El elemento estructural de acuerdo con la invención es capaz de satisfacer tanto los requisitos mecánico-estructurales ligados a las cargas de vuelo contenidas, como las características aerodinámicas y las determinadas por la baja capacidad de detección por los radares, para lo cual es necesario evitar o minimizar los posibles tipos diferentes de discontinuidades de la superficie de la aeronave debidas a la presencia de huecos, rendijas y, más en general, huecos de la instalación. The structural element according to the invention is capable of satisfying both the mechanical-structural requirements linked to the flight loads contained, as well as the aerodynamic characteristics and those determined by the low capacity of detection by the radars, for which it is necessary to avoid or minimize the possible different types of discontinuities of the surface of the aircraft due to the presence of holes, slits and, more generally, holes in the installation.
Los modos de realización preferidos de la invención están definidos después en las reivindicaciones dependientes. Preferred embodiments of the invention are then defined in the dependent claims.
La invención está relacionada también con una superficie aerodinámica de una aeronave que tiene un hueco alargado, estando cerrado dicho hueco por un elemento estructural de cubrimiento, de acuerdo con la invención. The invention is also related to an aerodynamic surface of an aircraft having an elongated shaft, said hole being closed by a structural covering element, in accordance with the invention.
Se describirá ahora un modo de realización preferido, pero no limitativo, de la invención, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales: A preferred, but not limiting, embodiment of the invention will now be described, with reference to the accompanying drawings, in which:
-la figura 1 es una vista en corte transversal de un elemento estructural de cubrimiento de acuerdo con la invención; y FIG. 1 is a cross-sectional view of a structural covering element according to the invention; Y
-la figura 2 es una vista en perspectiva del elemento estructural de la figura 1 en corte, en condición instalada. Figure 2 is a perspective view of the structural element of Figure 1 in section, in installed condition.
Con referencia a las figuras, se ilustra un elemento estructural 1 de cubrimiento, adaptado para cerrar un hueco alargado 2 dispuesto en la superficie aerodinámica 3 de una aeronave. Tal hueco alargado separa así localmente dos partes estructurales, designadas como 3a y 3b en las figuras, que cooperan para definir la superficie aerodinámica 3 de la aeronave. En la figura 2, la letra y indica el eje de extensión del hueco alargado 2. With reference to the figures, a structural covering element 1 is illustrated, adapted to close an elongated gap 2 disposed on the aerodynamic surface 3 of an aircraft. Such an elongated gap thus locally separates two structural parts, designated as 3a and 3b in the figures, which cooperate to define the aerodynamic surface 3 of the aircraft. In figure 2, the letter y indicates the extension axis of the elongated hole 2.
El elemento estructural 1 de cubrimiento consiste en un cuerpo de forma laminar hecho de material metálico magnético. La elección de un material metálico que también es magnético permite ventajosamente fijar la pieza al banco magnético de una máquina de control numérico, para obtener el espesor mínimo de mecanización necesario para obtener la flexibilidad deseada (véase más adelante). The structural covering element 1 consists of a sheet-shaped body made of magnetic metallic material. The choice of a metallic material that is also magnetic advantageously allows the part to be fixed to the magnetic bench of a numerical control machine, to obtain the minimum machining thickness necessary to obtain the desired flexibility (see below).
El elemento 1 podría ser producido también por otros métodos de proceso, por ejemplo por doblado en caliente, aunque la mecanización es actualmente preferible por razones de coste. Element 1 could also be produced by other process methods, for example by hot bending, although machining is currently preferable for cost reasons.
El elemento 1 comprende una parte 11 de fijación dispuesta a lo largo de un borde del cuerpo con forma laminar del elemento estructural 1. Tal parte 11 de fijación está adaptada para ser fijada a lo largo de uno de los bordes longitudinales 2a del hueco alargado 2 (que en adelante será indicado como borde de fijación). Dispuesto a lo largo de un borde 2a de fijación longitudinal, hay un asiento para fijar el elemento estructural 1, que está formado de una manera complementaria con respecto a la parte 11 de fijación, de manera que la superficie externa 12 del elemento estructural 1 forma una superficie continua con la superficie aerodinámica 3 en el borde 2a de fijación longitudinal. La fijación del elemento estructural en el borde longitudinal 2a del hueco 2, se lleva a cabo por medios convencionales, por ejemplo mediante tornillos, soldadura o adhesivo, y puede ser extraíble o permanente. The element 1 comprises a fixing part 11 arranged along an edge of the laminar-shaped body of the structural element 1. Such fixing part 11 is adapted to be fixed along one of the longitudinal edges 2a of the elongated gap 2 (which will be indicated as the fixing edge). Arranged along a longitudinal fixing edge 2a, there is a seat for fixing the structural element 1, which is formed in a complementary manner with respect to the fixing part 11, so that the external surface 12 of the structural element 1 forms a continuous surface with the aerodynamic surface 3 at the longitudinal fixing edge 2a. The fixing of the structural element in the longitudinal edge 2a of the recess 2, is carried out by conventional means, for example by screws, welding or adhesive, and can be removable or permanent.
El elemento estructural 1 comprende también una parte deslizante 13 dispuesta a lo largo del borde del cuerpo con forma laminar del elemento estructural opuesto con respecto al de la parte 11 de fijación. La parte deslizante 13 tiene un perfil en forma de cuña y está adaptada para presionar de una manera deslizante sobre el otro borde longitudinal 2b del hueco 2 de forma laminar (que en adelante será indicado como borde deslizante). En particular, la parte deslizante 13 antes mencionada está en contacto con una superficie en rampa dispuesta en el borde deslizante longitudinal 2b. Tal contacto se mantiene incluso en el caso de movimientos relativos limitados entre las dos partes estructurales 3a y 3b de la superficie aerodinámica 3, debido al movimiento a lo largo de la directriz de carga de la parte deslizante 13 del elemento estructural 1. Más aún, el perfil del espesor de la parte deslizante 13 está numéricamente optimizado para minimizar la dispersión electromagnética debido a la transición entre el elemento estructural 1 y la superficie aerodinámica 3. El perfil en forma de cuña de la parte deslizante 13 queda así calculada de una manera que depende del ángulo α que la superficie en rampa del borde longitudinal 2b de fijación define con respecto a la parte contigua de la superficie aerodinámica 3, y sobre la extensión transversal b de tal superficie en rampa, para reducir al mínimo los efectos de dispersión producidos por la configuración en cuestión en diversas posiciones previstas de diseño de la parte deslizante con respecto al borde longitudinal deslizante 2b. The structural element 1 also comprises a sliding part 13 arranged along the edge of the sheet-shaped body of the opposite structural element with respect to that of the fixing part 11. The sliding part 13 has a wedge-shaped profile and is adapted to press in a sliding manner on the other longitudinal edge 2b of the laminar-shaped recess 2 (hereinafter referred to as the sliding edge). In particular, the aforementioned sliding part 13 is in contact with a ramp surface disposed on the longitudinal sliding edge 2b. Such contact is maintained even in the case of limited relative movements between the two structural parts 3a and 3b of the aerodynamic surface 3, due to the movement along the loading guideline of the sliding part 13 of the structural element 1. Moreover, The thickness profile of the sliding part 13 is numerically optimized to minimize electromagnetic dispersion due to the transition between the structural element 1 and the aerodynamic surface 3. The wedge-shaped profile of the sliding part 13 is thus calculated in a way that it depends on the angle α that the ramp surface of the longitudinal fixing edge 2b defines with respect to the contiguous part of the aerodynamic surface 3, and on the transverse extension b of such ramp surface, to minimize the dispersion effects produced by the configuration in question in various intended design positions of the sliding part with respect to the edge longitudinal slider 2b.
El elemento estructural 1 de cubrimiento comprende finalmente una parte 14 de conexión que conecta la parte deslizante 11 con la parte 13 de fijación. El espesor d de tal parte 14 de conexión tiene un tamaño tal que permite, durante el uso, un doblez elástico controlado (en el plano transversal) del elemento estructural 1 de cubrimiento, como se ilustra en la figura 2 (la figura 1, por otra parte, representa el elemento estructural 1 en estado no deformado). La parte 14 de conexión determina así la rigidez del sistema; en particular, permite controlar y minimizar la variación del perfil de curvatura local de la superficie externa 12 del elemento 1, de manera que asegure una contribución despreciable en la sección de incidencia del radar, con respecto a los requisitos de la aeronave actual. The structural covering element 1 finally comprises a connecting part 14 that connects the sliding part 11 with the fixing part 13. The thickness d of such connecting part 14 has a size such that it allows, during use, a controlled elastic fold (in the transverse plane) of the structural covering element 1, as illustrated in figure 2 (figure 1, by on the other hand, it represents the structural element 1 in an undeformed state). The connection part 14 thus determines the rigidity of the system; in particular, it allows controlling and minimizing the variation of the local curvature profile of the external surface 12 of element 1, so as to ensure a negligible contribution in the radar incidence section, with respect to the requirements of the current aircraft.
El elemento estructural 1 de cubrimiento tiene un perfil de un tamaño tal que disminuye gradualmente en la transición desde la parte fija 11 y la parte 14 de conexión, y desde la parte deslizante 13 a la parte 14 de conexión. En particular, la parte 14 de conexión tiene un espesor d sustancialmente constante, a lo largo de toda su extensión transversal, y menor que el espesor máximo de la parte 11 de fijación y la parte deslizante 13. Más aún, la transición desde la parte 11 de fijación a la parte 14 de conexión y desde la parte deslizante 13 a la parte 14 de conexión, está sustancialmente configurada para formar un escalón (con una junta para evitar una excesiva concentración de tensiones mecánicas). El elemento estructural 1 tiene, sin embargo, una superficie global lisa (es decir, la superficie exterior 12) sobre el lado destinado a mirar en dirección contraria al hueco alargado 2. The structural covering element 1 has a profile of such size that it gradually decreases in the transition from the fixed part 11 and the connecting part 14, and from the sliding part 13 to the connecting part 14. In particular, the connecting part 14 has a substantially constant thickness d, along its entire transverse extension, and less than the maximum thickness of the fixing part 11 and the sliding part 13. Moreover, the transition from the part 11 for fixing to the connecting part 14 and from the sliding part 13 to the connecting part 14, is substantially configured to form a step (with a gasket to avoid excessive concentration of mechanical stresses). The structural element 1, however, has a smooth overall surface (that is, the outer surface 12) on the side intended to face away from the elongate gap 2.
Como puede verse en la figura 2, el elemento estructural 1 de cubrimiento está ideado como un elemento elástico capaz de mantener el contacto entre las dos partes 3a y 3b de la superficie aerodinámica 3, a través de una precarga obtenida gracias al posicionamiento relativo de tales partes. La deformación del elemento 1 está presentada en las figuras: en la figura 1 (condición no deformada) la superficie superior de la parte 11 de fijación del elemento estructural 1 y la superficie superior de la parte estructural 3b, están representadas de manera que tienen una diferencia de nivel D; en la figura 2 (condición instalada), tal diferencia de nivel está, sin embargo, casi ausente, debido al doblez causado por el posicionamiento relativo de las dos partes 3a y 3b de la superficie aerodinámica 3. As can be seen in Figure 2, the structural covering element 1 is designed as an elastic element capable of maintaining contact between the two parts 3a and 3b of the aerodynamic surface 3, through a preload obtained thanks to the relative positioning of such parts The deformation of the element 1 is presented in the figures: in figure 1 (non-deformed condition) the upper surface of the fixing part 11 of the structural element 1 and the upper surface of the structural part 3b, are represented so as to have a level D difference; in Figure 2 (installed condition), such level difference is, however, almost absent, due to the fold caused by the relative positioning of the two parts 3a and 3b of the aerodynamic surface 3.
El elemento estructural 1 de acuerdo con la invención debe ser necesariamente “hecho a medida” en base a las partes a “unir”, y teniendo en cuenta su comportamiento estructural, prestándose así a ser usados en montajes tanto fijos como móviles. Los elementos esenciales de la invención se mantienen en cualquier caso independientemente de la aplicación específica. The structural element 1 according to the invention must necessarily be "made to measure" based on the parts to be "joined", and taking into account its structural behavior, thus lending itself to being used in both fixed and mobile assemblies. The essential elements of the invention are maintained in any case regardless of the specific application.
5 Las principales ventajas de la invención son las siguientes: 5 The main advantages of the invention are the following:
-adaptabilidad a variaciones escalonadas (es decir, variaciones en la diferencia de nivel de las dos partes estructurales en los lados del hueco) y variaciones de oquedad (es decir, variaciones de la anchura del hueco), es 10 decir, flexibilidad de la instalación; las partes montadas no tienen que ser necesariamente puestas en serie; -adaptability to staggered variations (i.e. variations in the level difference of the two structural parts on the sides of the recess) and variations of recess (i.e. variations in the width of the recess), that is, installation flexibility ; the assembled parts do not necessarily have to be put in series;
-ajuste a la superficie de contacto; -adjustment to the contact surface;
-facilidad de desmontaje y re-montaje (si el elemento de cierre debe ser fijado de manera extraíble); 15 -mantiene el contacto eléctrico entre las partes; -easy to disassemble and reassemble (if the closure element must be fixed removable); 15-maintains the electrical contact between the parts;
-ligereza; -lightness;
20 -minimización de los problemas de dispersión de radio frecuencia, y por tanto utilización natural en diseños en los que se requiere una baja capacidad de detección por los radares; 20 -minimization of the problems of radio frequency dispersion, and therefore natural use in designs in which a low capacity of detection by radars is required;
-ningún mantenimiento particular. -no particular maintenance.
Claims (7)
- 2. 2.
- Un elemento según la reivindicación 1, en el que la parte (14) de conexión tiene un espesor d sustancialmente constante a lo largo de toda su extensión transversal, y menor que el espesor máximo de la parte (11) de fijación y de la parte deslizante (13). An element according to claim 1, wherein the connecting part (14) has a thickness substantially constant along its entire transverse extension, and less than the maximum thickness of the fixing part (11) and the part sliding (13).
- 3. 3.
- Un elemento según la reivindicación 2, en el que la transición desde la parte (11) de fijación a la parte (14) de conexión y desde la parte deslizante (13) a la parte (14) de conexión, está sustancialmente configurada para formar un escalón fileteado. An element according to claim 2, wherein the transition from the fixing part (11) to the connecting part (14) and from the sliding part (13) to the connecting part (14), is substantially configured to form A filleted step.
- 4. Four.
- Un elemento según una de las reivindicaciones precedentes, en el que dicho material metálico es un material metálico magnético. An element according to one of the preceding claims, wherein said metallic material is a magnetic metallic material.
- 5. 5.
- Una superficie aerodinámica (3) de una aeronave, que contiene un hueco alargado (2) y un elemento estructural An aerodynamic surface (3) of an aircraft, which contains an elongated shaft (2) and a structural element
- 6. 6.
- Una superficie de aeronave, según la reivindicación 5, en la que hay dispuesto, a lo largo del borde longitudinal (2a) del hueco alargado correspondiente a la parte de fijación, un asiento para fijar el elemento estructural (1) de cubrimiento, que tiene una forma a modo complementario con respecto a la parte (11) de fijación, de tal manera que dicha superficie lisa (12) del elemento estructural (1) de cubrimiento forma una superficie continua con la superficie aerodinámica (3) en el borde longitudinal (2a) correspondiente a la parte de fijación. An aircraft surface, according to claim 5, wherein, along the longitudinal edge (2a) of the elongated recess corresponding to the fixing part, there is arranged a seat for fixing the structural covering element (1), which has a complementary way with respect to the fixing part (11), such that said smooth surface (12) of the structural covering element (1) forms a continuous surface with the aerodynamic surface (3) on the longitudinal edge ( 2a) corresponding to the fixing part.
- 7. 7.
- Una superficie de aeronave, según la reivindicación 5 o 6, donde hay dispuesta una superficie en rampa, a lo largo del borde longitudinal (2b) del hueco alargado correspondiente a la parte deslizante, estando dispuesta dicha parte deslizante (13) en contacto con ella. An aircraft surface according to claim 5 or 6, wherein a ramp surface is arranged along the longitudinal edge (2b) of the elongated recess corresponding to the sliding part, said sliding part (13) being arranged in contact with it .
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Families Citing this family (8)
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|---|---|---|---|---|
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| GB2545431A (en) * | 2015-12-15 | 2017-06-21 | Airbus Operations Ltd | Seal |
| US10017239B2 (en) | 2015-12-18 | 2018-07-10 | Northrop Grumman Systems Corporation | Dynamic conformal aerodynamic seal (CAS) for aircraft control surfaces |
| US9809295B1 (en) | 2016-06-07 | 2017-11-07 | Northrop Grumman Systems Corporation | Flight actuated door seal |
| GB2561874B (en) * | 2017-04-26 | 2019-09-18 | Airbus Operations Ltd | Magnetic seals |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2915948A (en) * | 1956-06-07 | 1959-12-08 | Boeing Co | Airflow deflector for tail gun turrets |
| US3184186A (en) * | 1962-09-20 | 1965-05-18 | Shin Mitsubishi Jukogyo Kk | Spoiler |
| DE2216710A1 (en) * | 1972-04-07 | 1973-10-18 | Dornier Gmbh | COVER SHIELD FOR FLOW-EFFICIENT COVERING OF SURFACE OPENINGS IN COMPONENTS, IN PARTICULAR OF OPENINGS ON PARTS OF AIRCRAFT EQUIPMENT |
| US4120470A (en) * | 1976-09-28 | 1978-10-17 | The Boeing Company | Efficient trailing edge system for an aircraft wing |
| US4705236A (en) * | 1981-09-29 | 1987-11-10 | The Boeing Company | Aileron system for aircraft and method of operating the same |
| US4784355A (en) * | 1986-11-10 | 1988-11-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Flap system for short takeoff and landing aircraft |
| FR2670177B1 (en) * | 1990-12-05 | 1993-01-22 | Snecma | SEAL BETWEEN THE BACK OF THE FUSELAGE OF AN AIRCRAFT AND THE OUTSIDE SHUTTERS OF ITS TURBOJET. |
| US5372336A (en) * | 1993-04-05 | 1994-12-13 | Grumman Aerospace Corporation | Folding wing assembly |
| US5598990A (en) * | 1994-12-15 | 1997-02-04 | University Of Kansas Center For Research Inc. | Supersonic vortex generator |
| FR2728535A1 (en) * | 1994-12-26 | 1996-06-28 | Aerospatiale | VARIABLE SLOTTED AEROBRAKE FOR AIRCRAFT WING |
| GB2323576B (en) * | 1997-03-26 | 2001-08-22 | British Aerospace | Fairing arrangements for aircraft |
| NL1007065C2 (en) * | 1997-09-18 | 1999-03-24 | Inalfa Ind Bv | Open roof construction for a vehicle. |
| FR2789144A1 (en) * | 1999-02-03 | 2000-08-04 | Joint Francais | Aircraft panel seal has internal reinforcing member with projections for joining to panel by fixings |
| DE29912525U1 (en) * | 1999-07-17 | 2000-07-06 | Karmann Gmbh W | Cabriolet vehicle |
| FR2840877B1 (en) * | 2002-06-13 | 2004-08-06 | Airbus France | DEVICE FOR JOINING A COMPONENT ON AERODYNAMIC AIRCRAFT SURFACE |
| US6877695B2 (en) * | 2002-12-13 | 2005-04-12 | The Boeing Company | Hinge cover integration into door seal edges |
| FR2859976B1 (en) * | 2003-09-22 | 2006-12-08 | Airbus France | AIRCRAFT WING COMPRISING AT LEAST ONE DEPORTER SHUTTER AND DEPORTER SHUTTER FOR SAID WING |
| EP1686056B1 (en) * | 2004-12-31 | 2011-07-27 | Airbus Operations S.L. | Reinforced cover for openings in an aerodynamic contour |
| ES2277715B1 (en) * | 2004-12-31 | 2008-05-16 | Airbus España, S.L. | REINFORCED COVER FOR SCOTS IN AN AERODYNAMIC CONTOUR. |
| ES2277716B1 (en) * | 2004-12-31 | 2008-05-16 | Airbus España, S.L. | REINFORCED COVER FOR SLOTS IN AN AERODYNAMIC CONTOUR. |
| US7708231B2 (en) * | 2005-11-21 | 2010-05-04 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods |
| GB0525896D0 (en) * | 2005-12-20 | 2006-02-01 | Airbus Uk Ltd | A joint for use in aircraft construction |
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